Авиация и время 2003 01

Хвостовое оперение состояло из киля с рулем направления и цельноповоротного стабилизатора. Киль однолонжеронный, с подкосной балкой. В нижней части киля установлен контейнер тормозного парашюта ПТ-15 площадью 25 м\ а в верхней части – законцовка из радиопрозрачного материала, между слоями которого располагалась антенна радиостанции, а в задней части – обтекатели антенн систем слепой посадки и госопознавании. Руль направлении – однолонжеронный. с весовой балансировкой. Стабилизатор состоял из двух половин, каждая из которых крепилась к фюзеляжу при помощи полуоси на двух подшипниках. Угол нейтрального положения стабилизатора минус 4'. поперечного -V – минус 6'. Половины стабилизатора – однолонжеронной конструкции, с подкосной балочкой. На каждой из них установлен противофлаттерный груз.

Шасси – трехопорное с носовой опорой. Амортизация – гидропневматическая, подвеска колес – рычажная. Уборка и выпуск выполнялись гидросистемой, торможение и аварийный выпуск пневмосистемой Тормоза дисковые. С биметаллическими и металлокорамическими элементами. Передняя опора – самоориентирующаяся (тормозное колесо КТ 61/З с пневматиком 660x200 мм может поворачиваться на угол до 60"). Для устранении колебаний типа "шимми" стойка оборудована демпфером Основные опоры оснащены тормозными колесами СТ-117 с пневматиками 880x230 мм.

Силовая установка включала два турбореактивных двигателя Р-11Ф2С-300 или Р-11Ф2СУ-300 (на самолетах с N?11-31 могли устанавливаться Р-13-300. данные, приводимые ниже в скобках, относятся к ним). Тяга одного двигателя на режиме полного форсажа составляла 6175 (6600) кгс при удельном расходе 2. 37 (2. 25) кг/кг тяги в час. а на максимальном режиме 3900 (4100) кгс при удельном расходе 0. 93 (0. 96) кг/кг тяги в час Р-11Ф2СУ-300 отличался от Р-11Ф2С-300 наличием фланцев отбора воздуха для системы УПС Расход воздуха на нужды УПС не превышал 2, 5 кг/с. Система УПС работала на режимах двигателей ниже форсажных. Топливная система состояла из трех фюзеляжных и двух крыльевых баков-отсеков общей емкостью 6860 л (5600 кг) Дополнительно в двух подвесных топливных баках могло размешаться еще 1200 л (980 кг). Топливо – керосин марок Т -1, ТС-1 или РТ Система противопожарной защиты включала: противопожарные перегородки и кожухи, систему сигнализации о пожаре ССП-2И, фреоновый огнетушитель УБШ-6-1 и два распылительных коллектора.

Система управления – необратимая бустерная. Проводка управления стабилизатором и элеронами жесткая, рулем направления – смешанная: от педалей до узла на шп 31 тросовая, далее – жесткая. Для имитации аэродинамических нагрузок служат пружинные загрузочные механизмы. В систему продольного управления включены: автомат регулирования загрузки АРЗ I, предназначенный для изменения величины загрузки ручки уп(>авлении самолетом в зависимости от режима полета, дифференциальный механизм, изменяющий передаточное отношение между ручкой и стабилизатором по нелинейному закону, и механизм триммерного эффекта. Никаких иных средств автоматизации на Су-15 не было, а кнопки автопилота в кабине так и остались незадействованными. Исполнительными органами системы управления являлись бустеры БУ-49 или БУ-220Д.

Передняя и основная опоры шасси Су-15

Передняя опора шасси Су-15ТМ

Электрическая система Основными источниками электроэнергии на самолете являлись: два стартер-генератора ГСР-СТ- 12000ВТ. вырабатывавшие постоянный ток с напряжением 28, 5 В. и два генератора переменного тока СГО-8ТФ с напряжением 115 В. аварийный источник постоянного тока – две аккумуляторные батареи 15-СЦС-45А с напряжением 22, 5 В. Вся самолетная электросеть выполнялась по однопроводной схеме, с присоединением минусового провода к корпусу самолета. Для подключения самолета к наземным источникам питания на левом борту фюзеляжа имелись 2 вилки аэродромного питания. Внешнее светотехническое оборудование Су-15 включало бортовые аэронавигационные огни ЬАНО-45 на верхней поверхности крыла, хвостовой огонь ХС-39 на законцовке киля и такие же огни на опорах шасси. При рулежке и на посадке использовались фары ПРФ-4 на нижней поверхности крыла.

Гидравлическая система состояла из четырех независимых систем. двух т. н. "силовых" и двух бустерных, предназначенных только для работы бустеров. Каждая имела отдельный независимый источник питания плунжерные насосы типа НП-34 и НП-26М. Для обеспечения работы системы управления в случае отказа двигателя, в левой бустерной системе установлена аварийная насосная станция НС-3. Рабочая жидкость гидросистемы – масло АМГ-10, давление – 215 кгс/см-. Первая силовая система обеспечивала выпуск и уборку шасси и закрылков, открытие и закрытие тормозных щитков, переключение механизма загрузки педалей. автоматическое торможение колес при уборке шасси, а также управление правым воздухозаборником и створками реактивного сопла правого двигателя Вторая силовая система обеспечивала работу гидроприводов РЛС, а также управление левым воздухозаборником и створками сопла левого двигателя.

Пневматическая системы обеспечивала торможение колес шасси (в т. ч. в аварийной ситуации), аварийный выпуск шасси и закрылков, герметизацию фонаря кабины. Сжатый воздух размещался в 3 баллонах емкостью по 6 л. давление зарядки – 200 кгс/см 7 . Кроме того, на самолете устанавливалась автономная пневмосистема питания гиростабилизаторов ГСН ракет Р-98 (Р-8М) с зарядным давлением 150 кгс/см'.

Система жизнеобеспечения состояла из кондиционирования воздуха и системы кислородного питания При полетах на высоте до 10 км и скорости до 900 км/ч стандартное снаряжение пилота составляла кислородная маска КМ-32, защитный шлем ЗШ-З и вентилируемый комбинезон ВК-3 или ВК-4. При полетах на сверхзвук летчик одевал высотный компенсирующий костюм ВКК-4, ВКК-6 или ВКК-6П. гермошлем ГШ-4МС. ГШ-6М или ГШ-4МП.

Система аварийного покидания с катапультируемым креслом КС-4 обеспечивала безопасное покидание самолета во всем диапазоне высот и скоростей полета, включая разбег и пробег на скоростях выше 140-150 км/ч.

Пилотажно-навигационное оборудование обеспечивало самолетовождение днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях. В его состав входили курсовая система КСИ -5 с указателем курса УКЛ-2. авиагоризонт АГД-1. указатель высоты ВДИ-30. указатель истинной скорости КУСИ-2500. указатель числа Маха М-2. 5. комбинированный прибор ДА-200, указатель перегрузок AM-10, часы АЧС-1, магнитный жидкостный компас КИ-13 и система сигнализации критического угла атаки. Для определения высотно-скоростных параметров служили анероидно- мембраиные приборы, работавшие от основного и аварийного приемников воздушного давления ПВД-7.